CN104989550A - 超燃冲压发动机液氮冷却系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种新型超燃冲压发动机液氮冷却系统。所述液氮系统通过热结构与超燃发动机相结合，主要包括：液氮供应装置、高压气源生成装置、发动机套管式换热面板、高压集气室和可动喷管。液氮系统主要执行三方面的任务：(1)解决超燃发动机的散热问题；(2)作为二级动力装置，辅助高超飞行器进行加速及姿态控制；(3)为舱室环境控制和防火等子系统提供低温高压氮气。液氮作为低温制冷剂，具备强大的热沉能力，可以对发动机壁面进行充分冷却，而且液氮冷却过程不存在化学裂解，相对于传统的再生冷却更易实现，而且系统的可靠性和安全性更高。同时，超燃发动机壁面的超高热流会使液氮充分地相变和膨胀，为飞行器提供高效的辅助动力。

Description

超燃冲压发动机液氮冷却系统

技术领域

本发明涉及一种新型超燃冲压发动机液氮冷却系统，属于高超声速飞行器动力技术领域。

背景技术

超燃冲压发动机是高超声速飞行器的关键技术之一，其发展过程中始终面临一个重要问题，即发动机的散热问题。研究表明：在马赫数为6和12的条件下，发动机进口处的气流总温分别达到了1650K和4800K，而且燃烧室内的总温会更高，即使目前最先进的复合材料亦不能承受如此高的温度，因此必须对超燃发动机壁面进行有效的主动冷却。燃料再生冷却是目前比较认可的发动机主动冷却形式，但仍存在很多弊端。以液氢燃料为冷却剂的缺陷主要表现在：单位体积热沉能力不足，易燃易爆致安全系数较低，容易造成结构材料的氢脆破损等；以碳氢燃料作为冷却剂的缺陷主要表现在：吸热过程中存在焦化现象，催化裂解过程的复杂性和不稳定性等。随着高超声速飞行器向着更高马赫数方向迈进，主动冷却技术有待进一步发展。

液氮发动机技术在过去若干年得到了广泛的关注，其通过吸热膨胀过程对外做功，价格低廉且无污染，具有极大的工程应用潜力。然而目前的研究领域主要集中于车辆设计方向，由于环境温度不足以充分激发液氮的可用能，致使液氮发动机的整体性能相对较差。在航天方面，日本学者于2009年研发了一种液氮火箭动力装置，证明液氮应用于火箭式发动机的可行性，然而他们同样面临热源不足的问题，不得不采用高温水驱动液氮膨胀。有必要进一步推进液氮应用技术，拓宽其应用领域。

发明内容

本发明综合考虑上述两方面的技术问题，目的是发明一种既能够有效解决超燃冲压发动机散热问题，又可以为飞行器提供辅助推力的多功能液氮辅助系统。

为实现以上目的，本发明采取以下技术方案：一种液氮供应装置能够根据发动机冷却要求提供实时的冷量供给，该装置包括液氮储罐、液氮泵、第一流量控制阀、流量计、第一液体分配器、第二流量控制阀、第二液体分配器。液氮储罐与液氮泵相连，液氮泵出口连接至第一流量控制阀和流量计，流量计出口与第一液体分配器相连，第一液体分配器输出端分为两支路，第一条支路与第二液体分配器连接，第二支路连接至高压气源生成装置。高压气源生成装置包括气液混合室、热交换器，以及两条氮气输出支路，气液混合室包括两个入口和两个出口，入口分别与第一液体分配器和高压集气室相连。其中，在混合室与高压集气室之间的管路上布置一个限流孔。一条氮气输出支路连接至液氮储罐，并在该氮气支路与第一液体分配器的液氮支路之间布置了一个气液热交换器。另一氮气输出支路为舱室环境控制和防火等子系统提供氮气源。液氮在第二液体分配器内进行流量分配，通过多条支路注入发动机套管式换热面板的内流道，注入方式为垂直于流道方向注入，每个流道上方可布置多个(至少一个)注入点。发动机套管式换热面板与高压集气室相连，连接管路采用刚性设计。氮气通过面板的内流道进入集气室。高压集气室末端安装一个可动喷管，用于产生辅助动力。

本发明的优点在于：

1.液氮冷却方式可以有效解决超燃发动机的散热问题，该冷却方式相对于传统的燃料冷却方式更为简单，而且氮气作为一种惰性气体，在吸热过程中安全性和可靠性更高，并且对环境无污染。

2.从能量的角度看，该系统提出了一种高效的能量管理方案，即利用超燃发动机代谢的超高密度“余热”来驱动液氮相变及膨胀做功，不存在液氮发动机常规应用领域的热能不足问题，也不需要附加热源来驱动，从而充分发挥了液氮动力装置的潜能和优势。

3.该系统还可以为飞行器的某些子系统，如舱室环境控制系统和防火减灾系统等，提供增压、冷却或防火所需要的低温高压氮气源。

4.该系统采用的小型可动喷管设计，有利于提高飞行器在高超声速飞行过程中的机动性，减小飞行器对机身操纵面(升降舵、方向舵)的依赖性，从而降低操纵面的设计难度。

5.该系统可以实现对液氮储罐的实时增压功能，使液氮储罐内始终保持相当高的压力，从而降低对液氮泵增压的要求。

附图说明

图1是本发明的超燃冲压发动机液氮冷却系统原理示意图；

图2是本发明的发动机套管式换热面板结构示意图。

如图所示各数字分别代表：1.液氮储罐；2.液氮泵；3.第一流量控制阀；4.流量计；5.第一液体分配器；6.第二流量控制阀；7.第二液体分配器；8.气液混合室；9.气液热交换器；10.氮气支路；11.氮气支路；12.限流孔；13.发动机套管式换热面板；14.高压集气室；15.可动喷管。

具体实施方式

下文中结合附图，对本发明提出的一种新型超燃冲压发动机液氮冷却系统原理进行详细说明。

当超燃发动机启动时，本发明所述的液氮系统将同时开启。如图1所示，在液氮泵2的作用下，液氮从储罐1中流出，并进入整个系统。流量计4可以监控液氮的输出流量，通过第一流量控制阀3实现对系统总流量的调节。

液氮在第一液体分配器5处分流为两路，一路流入下游的第二液体分配器7，另一条支路将一定量的液氮注入气液混合室8。在气液混合室8中，液氮和由高压集气室进来的高温高压氮气以一定比例混合，在第二流量控制阀6的调节下，使混合室内产生温度为200K左右的低温高压气源。

气液混合室8通过支路10连接至液氮储罐1，由于气液混合室8中生成气源压力与高压集气室14内的压力差距不大，所以液氮储罐1获得了与高压集气室14相当的增压，这有利于减小对液氮泵2的功率需求，只需要液氮泵2其提供很小的增压即可满足系统工质的流动需要。

支路10中的高压氮气在进入液氮储罐1之前，需要在气液热交换器9中一步降温至接近其饱和温度，以防止其对液氮储罐1中的液氮造成过度气化。

此外，气液混合室8中的低温高压氮气通过支路11送至飞行器的其他子系统，例如座舱、设备舱、载荷舱等，提供增压、冷却或应急灭火等功能。

液氮在液体分配器7中再次分流成多个支路，并分别注入发动机套管式换热器13的各个流道内。其中，发动机套管式换热器以及液氮注入形式如图2所示。注入点的布置需根据超燃发动机工作过程中的热载荷分布情况，并遵循以下原则：在热载荷较高的位置(如燃烧室)布置较多的注入点，在载荷相对较低的位置(如进气道)布置较少的注入点。

由于液氮垂直于流道方向注入发动机套管式换热器13，在流道内迅速吸热蒸发，使超燃发动机的壁面温度始终保持在较低的温度范围内。吸热后升温升压的氮气持续不断地汇集到高压集气室14内，在高压集气室14中形成高压环境。为防止过量气体从高压集气室14进入气液混合室8，需在其连接管路中布置一限流装置12。

最后，高压集气室内的高压氮气从喷管15高速流出，产生推力。可动喷管15可以调节喷射角度，从而产生不同方向的推力，增强飞行器在高速飞行过程中的机动性。

需要特别指出的是液氮系统的运行状态与超燃冲压发动机的运行状态是同步的。也就是说，飞行马赫数越高，超燃发动机运行负荷越大，所需的液氮流量越大，液氮系统的辅助推力也就越大。所以本发明所述的液氮辅助系统与超燃冲压发动机具有良好的匹配性。

上述对实施方式的阐述仅用于说明本发明，其中低温制冷剂的种类、系统结构布局等都是可以有所变化的，比如本发明所述的低温制冷剂除液氮之外，亦可以选择液态二氧化碳、液氨等，又比如系统布局也可以设计为双液氮系统。总之，凡是在本发明技术方案的基础上进行的变换和改进，均不应排除在本发明的保护范围之外。

Claims (6)

1.一种超燃冲压发动机液氮冷却系统，其特征在于：包括液氮供应装置、高压气源生成装置、发动机套管式换热面板、高压集气室和可动喷管。其中，所述液氮供应装置的一条支路与发动机套管式换热面板相连，提供发动机壁面冷却所需的冷量，另一支路连接至高压气源生成装置，生成低温高压氮气。所述发动机套管式换热面板与高压集气室相连，将吸热后的高温高压氮气集中到集气室。所述的高压集气室尾部安装一个可动喷管，高温高压氮气通过喷管喷出，产生矢量推力。

2.根据权利要求1所述的液氮供应装置，其特征在于：包括液氮储罐、液氮泵、第一流量控制阀、流量计、第一液体分配器、第二流量控制阀和第二液体分配器，该装置能够根据系统需求实时调节和分配液氮供应流量。

3.根据权利要求1所述的高压气源生成装置，其特征在于：包括气液混合室、热交换器、和两条氮气输出支路。氮气与液氮在气液混合室中混合，产生低温高压氮气，通过一条支路为液氮储罐提供增压功能，通过另一条支路为舱室环境控制和防火系统等提供高压氮气源。

4.根据权利要求1所述的发动机套管式换热面板，其采用镍基合金材料Inconel 718(化学成分：Ni–52.5％,Cr–19％,Nb–5.0％,Mo–3.1％,Ti–0.9％,Al–0.5％)制造，该面板与发动机壳体为一体化设计。液氮从面板上方开口进入面板内流道。

5.根据权利要求1所述的高压集气室，其特征在于：为圆柱形设计，采用不锈钢制造，外部包裹隔热层。

6.根据权利要求1所述的可动喷管，其特征在于：可以根据飞行器的姿态控制需要实时调整喷管的角度。